一种兼具抗鸟撞和防/除冰的机翼前缘结构及其制备方法

本发明属于飞机机翼，具体涉及一种兼具抗鸟撞和防/除冰的机翼前缘结构及其制备方法。

背景技术：

1、飞机机翼的抗鸟撞设计是保障飞机安全的关键技术之一，当飞鸟撞到飞机风挡、机翼、发动机等关键部位时，极易造成飞机结构的严重损坏，严重时会造成飞机的坠毁。因此在进行飞机结构设计的过程中考虑关键部位的抗鸟撞功能十分必要。目前针对飞机抗鸟撞的设计主要采用两类方案。一种是采用高强度材料或优化结构设计来提升飞机的结构强度，确保飞机在发生鸟撞后能够保持原有的结构外形；一种是采用吸能材料置于结构内部，通过吸能材料的塑性变形和损伤来吸收冲击能量，确保飞机主体结构安全。保证飞机结构强度和吸能性能提升的同时要保持结构重量不变或减轻重量，是上述两类方案的技术难点。

2、此外，飞机在低温、湿冷等恶劣环境中飞行时面临着关键部位的结冰现象，结冰后所导致的结构气动外形变化、结构部件重量增加、阻力增大等问题，严重威胁到飞机的安全服役。因此，在上述领域中针对关键结构部件的防/除冰功能的设计已成为研究热点。目前，针对结构防/除冰功能的设计主要分为两大类：一类为非电热防/除冰技术，主要包括热气除冰、化学液防冰、疏水涂层防冰等；其中，疏水涂层防冰技术主要通过改变机翼表面的微结构，增加机翼的疏水性，在飞行过程中使冷水较难附着在机翼表面，该技术的主要缺点为一旦雨滴在机翼表面形成结冰就失去防冰功能；热气除冰技术主要通过将发动机的热气经管路引入到机翼前缘结构内提升温度以达到防冰效果，但该技术会增加发动机的燃油消耗，影响发动机的动力；化学液防冰技术通常采用乙二醇、丙二醇等化学液体来实现防/除冰功能，需要提前在机翼表面喷洒防冰液，保护飞机表面以防止冰的聚积，除冰则需要等待飞机降落后在地面完成，该技术的主要缺点是飞机飞行过程中开始结冰后无法及时除冰，存在安全和环境污染隐患。另外一类为电热除冰技术，电热除冰技术目前多为将电热组件内嵌到机翼前缘结构中，通过控制电流电压来进行加热区域的升温，进而实现冰层的融化和脱落。该技术存在的主要缺点为发热区域温度不均匀，电热组件本身强度较低无法对整体结构的强度提供力学性能支撑。

技术实现思路

1、本发明针对上述问题提供了一种兼具抗鸟撞和防/除冰的机翼前缘结构及其制备方法。

2、为达到上述目的本发明采用了以下技术方案：

3、一种兼具抗鸟撞和防/除冰的机翼前缘结构，包括前缘蒙皮和设置在前缘蒙皮内部的梯度蜂窝组件，在所述前缘蒙皮的内侧还均匀间隔设置有多个弧形支撑条，所述弧形支撑条位于前缘蒙皮与梯度蜂窝组件之间；所述前缘蒙皮包括从外到内依次设置的fecral不锈钢极薄带、玻璃纤维编织布预浸料层和碳纤维层，在所述fecral不锈钢极薄带内侧面靠近两个长边的位置均开设有凹槽组，所述凹槽组由若干个凹槽组成，在所述凹槽组上覆盖有铜带，且所述铜带与凹槽镶嵌连接，所述铜带用于和电加热控制系统连接，在所述凹槽与铜带之间涂覆有环氧树脂导电胶层；所述梯度蜂窝组件包括从前到后依次设置的小孔径蜂窝支撑件、中孔径蜂窝支撑件和大孔径蜂窝支撑件，且在小孔径蜂窝支撑件、中孔径蜂窝支撑件和大孔径蜂窝支撑件的后端均设置有隔板。

4、一种兼具抗鸟撞和防/除冰的机翼前缘结构的制备方法，包括以下步骤：

5、步骤s1，裁切fecral不锈钢极薄带，并使用激光毛化处理工艺对fecral不锈钢极薄带内侧进行激光打磨；

6、步骤s2，采用化学蚀刻的方式在fecral不锈钢极薄带内侧面靠近两个长边的位置分别蚀刻出凹槽组，所述凹槽的长度与fecral不锈钢极薄带的长边等长；

7、步骤s3，使用质量浓度为5%的naoh溶液浸泡步骤s2加工完毕的fecral不锈钢极薄带，之后使用丙酮或者酒精溶液将fecral不锈钢极薄带清洗干净；

8、步骤s4，在清洗干净的fecral不锈钢极薄带上的凹槽内涂覆环氧树脂导电胶层，在凹槽组上覆盖铜带，通过平辊轧制设备对铜带和fecral不锈钢极薄带进行辊压，进而完成铜带与凹槽的镶嵌连接，所述铜带的一端长出凹槽10mm；

9、步骤s5，将步骤s4制备完成的fecral不锈钢极薄带放置于殷瓦钢模具的阴模中，且保证凹槽组所在面朝上，在fecral不锈钢极薄带上依次铺设玻璃纤维编织布预浸料层和碳纤维层，随后覆盖殷瓦钢模具的阳模，并放入热压罐中进行升温固化成形，形成前缘蒙皮；

10、步骤s6，在所述前缘蒙皮内部均匀固接多个弧形支撑条，依据前缘蒙皮的内部空间结构切割小孔径蜂窝支撑件、中孔径蜂窝支撑件和大孔径蜂窝支撑件，将切割好的小孔径蜂窝支撑件、中孔径蜂窝支撑件和大孔径蜂窝支撑件依照从前到后的顺序依次放入前缘蒙皮中，放置过程中在小孔径蜂窝支撑件、中孔径蜂窝支撑件和大孔径蜂窝支撑件的后端同时安装隔板，最终完成机翼前缘结构的制备。

11、进一步，所述步骤s1中裁切得到的fecral不锈钢极薄带的尺寸为1000mm*280mm*0.2mm，所述步骤s5中玻璃纤维编织布预浸料层的尺寸为1000mm*280mm*0.2mm，所述步骤s5中的碳纤维层为t700碳纤维编织布预浸料，尺寸为1000mm*280mm*0.2mm。

12、再进一步，所述步骤s2蚀刻的凹槽组的宽度为10-15mm，深度为0.05mm，相邻凹槽之间的间隔为1mm，所述步骤s4中凹槽组上覆盖的铜带的厚度为0.1mm，宽度为10-15mm。

13、更进一步，所述步骤s6中小孔径蜂窝支撑件的蜂窝孔径为5mm，高度为50mm，蜂窝壁厚为0.05mm；中孔径蜂窝支撑件的蜂窝孔径为8mm，高度为30mm，蜂窝壁厚为0.05mm；大孔径蜂窝支撑件的蜂窝孔径为12mm，高度为20mm，蜂窝壁厚为0.05mm；所述小孔径蜂窝支撑件、中孔径蜂窝支撑件和大孔径蜂窝支撑件的材质均为304不锈钢。

14、更进一步，所述步骤s6中的隔板为2mm厚的铝合金薄板。

15、更进一步，所述步骤s6中的隔板上涂刷有环氧树脂胶，以便于实现隔板与小孔径蜂窝支撑件、中孔径蜂窝支撑件和大孔径蜂窝支撑件的粘接，所述环氧树脂胶的胶层厚度为0.1mm。

16、与现有技术相比本发明具有以下优点：

17、本发明的前缘蒙皮由fecral不锈钢极薄带、玻璃纤维编织布预浸料层和碳纤维层复合而成，且在fecral不锈钢极薄带中镶嵌了铜带，保证结构强度的同时能够利用fecral不锈钢极薄带通电后快速发热的优点实现电加热防/除冰功能；

18、本发明前缘蒙皮的最外层采用fecral不锈钢极薄带，具有耐腐蚀、耐风沙侵蚀、表面光洁度高等优点，能够保持机翼前缘的良好气动外形和服役的耐久性；

19、本发明在前缘蒙皮内依次填充小孔径蜂窝支撑件、中孔径蜂窝支撑件和大孔径蜂窝支撑件，梯度设置的小孔径蜂窝支撑件、中孔径蜂窝支撑件和大孔径蜂窝支撑件在有效提升抗冲击吸能性能的同时更有利于结构减重，同时本发明中小孔径蜂窝支撑件、中孔径蜂窝支撑件和大孔径蜂窝支撑件的材质均为304不锈钢，相比与现有技术中的泡沫铝、铝蜂窝等结构具有耐腐蚀、耐高温等优点，面内方向也具有一定的承载能力。